JPS61500807A - 空気データセンサ装置 - Google Patents
空気データセンサ装置Info
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- JPS61500807A JPS61500807A JP60500713A JP50071385A JPS61500807A JP S61500807 A JPS61500807 A JP S61500807A JP 60500713 A JP60500713 A JP 60500713A JP 50071385 A JP50071385 A JP 50071385A JP S61500807 A JPS61500807 A JP S61500807A
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- G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
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-
- G—PHYSICS
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- G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
- G01L19/00—Details of, or accessories for, apparatus for measuring steady or quasi-steady pressure of a fluent medium insofar as such details or accessories are not special to particular types of pressure gauges
- G01L19/0007—Fluidic connecting means
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
改良された航空機用圧力検知装置
発明の背景
1、発明の分野
この発明は、航空機が飛行している際に、マツハ数、飛行角、衝撃圧、および静
圧を決定するために、単に航空機から1つの頭部が突出しているだけの状態で、
圧力測定に利用することのできろ改良された検知装置に関するものである。
λ従来の技術
航空機用圧力検知装置は、同一の譲渡人が所定する米国特許第3,318,14
6号に開示されている。本発明に基づいて製作される装置は、前記した特許に開
示されたセ/すの改良である。本発明に基づいて製作される装置は、センサの出
力信号が真の迎え角に極めて近い値を示すような線形性の改良を包含する著しい
改良を提示するものである。第2の重要な改良は、この装置がセンサを通過する
流れのマツハ数の変化に、はとんど感応しないという点にある。このことは、亜
音速流の状態下においては、特に正確である。
図面の説明
@1図は1本発明しく基づいて、航空機の涌本に搭載さnるように設計され、か
つ製作されたセンサの平面図であろう第2図は、第1図の2−2線から見た5で
ンサ泡部の一部破断された拡大背面図である。
第3図は、第2図の3−34から見た、センサの端部およびセンサ本体の隣接部
分の、一部破断された拡大匈面図である。そして、143図には、従来技術によ
る装置か、破緑により付は加えられている。
第4図は、−底面上の球面部分を示す図である。
WJ5図は、前記第3,318.146号の装置および本発明にしたがって製作
された装置を対比して、非線形流れ角誤差とセンサに対する流れ角との関係を、
単位を度として示したグラフである。
第6図は、6記第3,318,146号の装置および不発明にしたがって製作−
された装置を対比して、感度係数とマツハ数との関係を示す図である。
好ましい実施例の詳細な説明
第1図および楊2図、ならびに前記各図に示された符号を参照して説明する。l
Oで総梠的に示されるセ/すは・R空そ12に取付けられ、空気流内に突出した
10−ブ11をシえている6前記グローブ11は、過当な第1コ)支持部13と
。
中心縦軸17を取りまく外表面を有する円筒チ島−ブを備えたセンサ本体14と
を具備している。前記歿転17は、シを空機の軸と一線に並ぶように、該飢空礒
との関係かあらかじめ設定されている。
センサ本体14の1部15は、5つのポートを有する、−底面上;(規定されろ
球の部分片で定義される球面の一部から成っている。図示されるように、削端部
15は、センサ本体14の中心縦軸17の延長上の、中央前端位置に軸ポー目6
を備えている。F5〜17は、第1.3図に示されている。端部15は、GEポ
ート16の周囲に等しい間隔で、4つの畑のポートを備えている。呉1のポート
202よびシ2のホード21は・共に共通平面乙にその軸を有している。そして
、前記平面は、センサ本体14の縦軸17を含み、また、水平直線飛行時におい
て、垂直である。
つけ加えるなら、第lおよび第2のポート20.21は、センサ本体14の?@
17から実質的に45室の傾斜を有していることが望ましい。ポート203よび
21の位置は、センサ本体14のn軸17に関して、 35 Ifから55度の
範囲にあることが望ましいことが分った。
さらに、第3のポート22および第4のポート23は、1部15に配置され、各
々の町は同一平面上にある。前記平1は、センサ本体14の縦軸17を含み、そ
して、ポート20および21の軸を含む平面に対して垂直である。水平直線飛行
時においては、当該センサは、ポート22および23の軸が符号25で示される
水平面内に配置されるように、!に空機上の正しい方位に向けられる。ポート2
2および23の妃もまた、セ/す本体14の伐輔から45覚の傾斜を有している
。
そして、これらのポートもまた。前記縦軸jc 関して35(かf)55変のメ
凹内にあることが望ましい。
図示されるように、冬々のポートは、別々の導管に接浸されている。例えば、ポ
ート20は導管30に層碕され、ポート21は導管31:(接伐され、ポート2
2は導管32に受視され、ポート23は4管33に接続され、そしてポート16
は導管34に接t9!されている。これらの導管は一各々のボー)K開口し、そ
してセンサ本体14および支持′813内に延びている。これらの導管は、隔壁
めろいは・その他のd”iL手段により・叉搏されろことができろ。
水平直線飛行時尤おいては、ボー)16における圧力%=、航空機のノーマル(
norma/ )ピトー圧あるいは岐A8mK等しい全圧力を示すことになる。
ボー) 20.21.22および23における圧力は、すべて等しく、そして、
ポート16における圧力よりも負である。というのは、それらのポートが岐点よ
りも下流側に配置されているからである。さて、迎え角が変化すると、ポート2
0および21間に圧力差が生じろ。そして、この圧力差の大きさは、迎え角の変
化量に応じて決まる。もちろん、IE圧力差正であるか負であるかは、迎え角の
変化が正であるか負であるかによって決定される6同様に、横すべり時において
は、ポート22および23間に圧力差が生じる。そして、この圧力差の測定は、
横すべり角を決定するために用いられる。
第3図は1本発明に基づいて製作された装置と、従来技術による装置との違いを
示している。第3図は、第2図を右偽面から見た、第2図に示された装置の一部
の側面図である。
第3図において、第2図に示された符号と同一の符号繻、当・該装置の同一の構
成l!累をあられしている。従来技術による装置は、本発明くよる装置の図面上
ic、a線でつけ/ll1口えらルでいろ。端:M I Sは、−底面をもった
豚舎を構成している。
3部15およびセンサ本体14間の境界部48上の点は、セ/す本体14の伐瓢
17に垂直な平面に含まれる円を定義する。端部15を定義する豚舎の中心点4
5は、境界部48の各点を含む平面より後方にある、
従来技術罠よろ装置の端部は、破線36で示されるように。
体の半径は、端部の半径に等しかった1、従来技術によるセ/す本体は、破線3
Bで示されている。前記2つの半径が等しかったので、端部はセンサ本体に対し
て、点49において、滑らかな境界で一体化されている。すなわち、セシサ本体
は、接合点49において、端部に対して正接している。
前述したように、不発明により製作された装置の端部15は、−底面を有する豚
舎を構成している。前記豚舎(セグメ7 ) )40は1球体表面の一部分であ
り、そして第4図に示さ、れている。セグメント40は1球42の表面尤内接す
る・小・・円44を含む平面で切断された1球42の2つの部分のうちの小さい
方の部分である。このように定義したので、線分41の長さ、すなわち第45!
J中において長さ@a′で示された部分+1・すべての実【帽(おいて・球面4
2の半径43よりも小さい。したがって、線分41の2倍の長さは、球面42の
直径よりも小す<、そしてまた、セグメント40の表面は。
球42の子球の表面よりも小さい。セグメント40の表面積は・次式により定義
される。
5=2ffRh=K ”
ここで、Sは表面ffl、Rは球42の半径、セしてh2よびpは、第4図に示
されている。
この適用例においては、第3図にも示されているように、線分41は、センサ本
体14の半径に等しい。線分41は。
第3図の線分43で示された、球42の半径よりも小さいので、端部15および
センサ本体14間の視界部48上の各点は、円を形成するような点の軌跡に含ま
れろ。そして、境界部48はとかつていて1点49で示さnる。従来技fJKよ
る・・ 装置の滑らかな境界部と4異なっている。このとかった境界部か、本発
明、により製作される装置の性能を向上させる。このような向上された性能4.
センサ本体14の半径が、端部15の半径よりも0.02パーセントから20パ
ーセントの範囲で小さい場合に示される。
性能の向上は、第5.6図において、グラフで示されている。理論上完全な@置
は、完全に線形であるか、あるいは言い換えれば、測定されたパラメータが真の
パラメータと等しくなるものである。このような理論上の線形性はほとんど達成
されることができないので、装置をどのよう圧して線形性に近づけるかというこ
とが、実用的な目安となる。もし、装置の、線形性からの偏差が、ある特定の用
途疋おける許容される誤差範囲内にあれば、その装置は、較正することなしに、
利用することができるであろう。装置の非線形性が許容誤差の範囲よりも大きい
場合に)工、装置が線形に近づくにつれて、のできない当該装置の較正が簡単に
なる。理論的に、線形な装置が、第5図の、実線50で示される真の流れ角とし
て示されている。本発明にしたがって製作された装置の測定された流れ角は曲線
52で、また従来技術による装置のS11定された流れ角#工破線54で、それ
ぞれ示されている。
本発明による装置の曲線52は、実線50で示される真の眞れ角に極めて近′似
していることがわかる。本発明による装置は、大きな迎え角のときに、[iF+
554で示される従来の装置よりも、その性能かめざましく同上している。現代
の軍用固定d磯は、その旋回能力を高めろために、しばしばXさな迎え角で飛行
する。このような飛行は、戦闘状況下罠おいては、生存に関して極めて臨界的な
ものではあるが、そのような飛行には、危険がないわけではない。大きな迎え角
での飛行は、その航空機を失速点に接近させてしまう。現代の高性能ジェット機
の失速は常:(危険である。というのは、航空機の空気力学が、失速に起因する
きりもみ降下からの回復を可能疋しないかも知れないからである。したがって、
本発明により製作さnる装置は、指示、特に、臨界的な大きな迎え角において、
パイロットに僅めで正確な迎え角の指示を供給し、この結果、安全な飛行に大き
く貢献することができる。
第6図は1本発明にしたがって製作された装置および従来技術による装置との両
方に対する1ツバ効果(Δhhch affects)を、それぞれ曲線56お
よび破線58で示したものである。
第6図において、理論的に完全な装置#瓢、線形な感度係数を有し、マツハ該の
1′aとしては変化しない。過去においては、マツハ1.0に接近する遷音速の
領域において、gLも大きな非線形性が生じ、そして、この非線形性は、マツ/
% L Oを超えると、い(らか小さくなる。このような、しばしば空気データ
センサに影響を与える非線形性は、マツ/% 1.0 ICk近するときの圧縮
効果および衝隼仮形成の開始に起因する。
本発明により製作される製電は、マツハ数の広い範囲罠わたって高い線形件を有
し、そして危険な金音速の領域においても、わずかな非線形性を有するのみであ
る。46図においては、感9係数Kかマツハaに対してプロットされている。
感り係数は、実際又は 裟竜により動電されるクヱ々の出力から、室で表現され
る迎え角aへの(2換に用いられろ千ヤリブレーシ百ン定数である。この関係は
、通常は次のように表現される。
したがって・
こCで6、(jンの圧力Pは、各々の圧力の廿フィックスと向じ符号を′つけら
ユた、・−12図中の各ポートでF知さnる圧力である。′丁なわち、列えばP
21+@、第2のポート21で恨知された圧力である。本発明による襞λの近
似:I’Jな保杉怪ζ=。
曲線56嚇1ら明らかである。また、マツハ1.0を超えた仮は。
曲線56そ曲線58とは一致する。
とのセlすでは、5つの圧力測定がなされる。ポート16Vc2ける圧力P、;
七してボー) 20,21.22gJび23における圧力である。これらの測定
から、辿え角、横丁へり角、全圧、−マツハ数、および静圧が導き−される。
分析お4゛び実験罠より、航空機のマツハ数(マツハ数を瓢、流体媒質内、にお
ける、に9愼の速硬と前述との比である)rヱ、ポート22および23闇のピコ
の千Fl(P、)を、ポート16における数2点圧(PT)で除した1負の嘴数
であることが判明した。そしてまた、実朕により・この慶来が、マツハ数の広い
@!囲にわたって、椎待さ詐ることも判明した。この1内さnた曲線は、場6図
に2いては・実質的に直祿的な関数として描かれてい、るが、3つのマツハ数の
範囲、すなゎら0.2がら約0.8 、0..8から1.1、そして1.1から
それを超える範囲においては、・ゆるやかに変化する。この(呆、P4/ P、
なろ国際調査報告 PC’r/1Jsll&101981FIcJ、 5
流れ角 (度)
マツハ数
+ms−制−−−島−Nts+m+輻−
Claims (7)
- 1.第1の平面に関して、流体媒質内を移動する対象物の円筒センサ本体の縦軸 の角度位置を検知する改良されたセンサ装置であって、 前記対象物が、センサ本体に取付けられ、そして流体媒質内に突出する前端部と 、 前記対象物に設けられ、流れの上流方向に向って配置され、かつ前記第1の平面 に対して適当な角度を有する第2の平面内に配置され、前記対象物の軸に関して 、あらかじめ設定された角度で配置された軸を有する第1の圧力検知ボート対と 、 前記第1の平面内に配置され、前記対数物の軸に関して、おらがじ設定された角 度で配置された軸を有する第2の圧力検知ボート対と、 前記対象物の軸と一致する軸を有する1つの圧力ボートとを具備し、 前記センサ本体の前端部が、一底面を有する球台を定義するように改良されたセ ンサ装置。
- 2.請求の範囲第1項に記載された改良されたセンサ装置であって、 前記センサ本体の前端部が前記センサ本体に接続される部分に、その境界部の点 の軌跡が存在し、該軌跡は、円を形放し、かつ前記前端部とセンサ本体との間に とがった角部を構成するもの。
- 3.中央の縦軸、および該縦軸の周囲に形成された外表面を備えた円筒チューブ より成る空気データ検知プローブであって、よの構成より成るもの; 前記チューブに形成された端部であって、前記軸上に配置された中心点を中心と して形成され、かつ半球面の一部を構成する部分球面状の外表面を有し、そして その半径が前記円筒チューブの半径よりも大きな半径をを有する端部;前記チュ ーブの円筒状外表面および閉塞端部材の球状表面が、半球表面の直径よりも小さ い直径を有する一平面上で交さし、かつ前記部分球状表面がこの部分球状表面か ら円筒表面に至る境界部の角部を形成する部分となること;および 前記部分球面を貫通して形成され、該球面における所望の流体圧力を検知するよ うに適合されたポート手段。
- 4.請求の範囲第3項に記載されたプローブであって、前記プローブチューブの 円筒外表面の半径か、前記部分球面の半径よりも0.02パーセントから20パ ーセントの範囲だけ小さいもの。
- 5.中心縦軸を有する円筒チューブ部材より成る空気データ検知プローブであっ て、前記チューブは、前記軸の周囲に第1の半径で形成された外表面を有し;前 記チューブは、前記軸上に位置される中心点に関して形成された部分球状外表面 を有する前端部を有し;前記軸に垂直な一平面に沿って境界をなす円筒表面を備 え、そして、前記球面の中心点は、前記プローブの前端部に関して前記平面より も後方に配置され;そして、前記部分球面に形成され、前記チューブの内部へ開 口する少なくとも一対の空気データ検知ポート手段を備え、前記ポート手段か、 前記チューブの縦軸に関して鋭角をなす中心軸を有しているもの。
- 6.請求の範囲第5項に記載されたプローブであって、前記部分球面を貫通する ように形成された5つのポート手段を備え、前記ポート手段が、前記縦軸に関し て、相反する方向で、等しい鋭角をなす軸を有し、かつ第1のポート手段組から 環状にオフセットされた第2のポート手段対と、前記チューブの縦軸と実質上一 致する軸を有する中央ボート手段とを含むもの。
- 7.第1の平面に関して、流体媒質内を移動する対象物の軸の角度位置を検知す る改良されたセンサ装置であって、前記対象物が、流体媒質内に突出する前端部 と、前記対象物に設けられ、流れの上流方向に向いており、かつ、前記第1の平 面に対して適当な角度をなす第2の平面内にあり、さらに、前記対象物の軸に関 して、あらかじめ設定された角度で配置された軸を有する第1の圧力検知ポート 対と、 前記第1の平面内にあり、かつ、前記対象物の軸に関してあらかじめ設定された 角度で配置された軸を有する第2の圧力検知ポート対と、 前記対象物の軸と一致する軸を有する1つの圧力ポートと、 前記名ポートから圧力信号の供給を受けて、次式により決定される別の信号を発 生する手段とを具備し、前記センサ本体の前端部か、一底面を有する球台を定義 するように改良されたセンサ装置。 ▲数式、化学式、表等があります▼ ただし、上式において、P1およびP2は、第1のポート対の各々における圧力 、P4は、第2のポート対における圧力の平均値、そしてPTは前記1つの圧力 ポートにおける圧力である。
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Families Citing this family (34)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3639398C1 (en) * | 1986-11-18 | 1988-03-03 | Greipl Werner | Arrangement for determining the wind gradient on board an aircraft |
JPH05503357A (ja) * | 1990-01-30 | 1993-06-03 | ローズマウント インコーポレイテッド | 組立済みエアデータセンサおよび変換器 |
US5241866A (en) * | 1991-02-21 | 1993-09-07 | The United States Of America Respresented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration | Probe shapes that measure time-averaged streamwise momentum and cross-stream turbulence intensity |
WO1992016849A1 (en) * | 1991-03-22 | 1992-10-01 | Rosemount Inc. | Continuously curved strut mounted sensor |
US5331849A (en) * | 1992-07-20 | 1994-07-26 | Rosemount Inc. | Aerodynamically shaped probe |
US5442958A (en) * | 1992-12-15 | 1995-08-22 | The B.F. Goodrich Company | Deployable probe combined with flush static port |
US5731507A (en) * | 1993-09-17 | 1998-03-24 | Rosemount Aerospace, Inc. | Integral airfoil total temperature sensor |
US5466067A (en) * | 1993-09-17 | 1995-11-14 | The B. F. Goodrich Company | Multifunctional air data sensing probes |
US5396524A (en) * | 1994-01-14 | 1995-03-07 | Westinghouse Electric Corporation | Flow measurement probe |
US5543183A (en) * | 1995-02-17 | 1996-08-06 | General Atomics | Chromium surface treatment of nickel-based substrates |
US5653538A (en) * | 1995-06-07 | 1997-08-05 | Rosemount Aerospace Inc. | Total temperature probe |
US6305218B1 (en) | 1999-02-22 | 2001-10-23 | Rosemount Aerospace Inc. | Method of and apparatus for using an alternate pressure to measure mach number at high probe angles of attack |
WO2002102663A1 (en) * | 2001-02-20 | 2002-12-27 | E. I. Du Pont De Nemours And Company | Measuring and dispensing system for solid dry flowable materials |
EP1357509A1 (en) * | 2002-04-24 | 2003-10-29 | Masao Katsuya | Position indicator for office automation equipment |
US7379839B2 (en) * | 2002-12-23 | 2008-05-27 | Rosemount Aerospace, Inc. | Multi-function air data probes employing neural networks for determining local air data parameters |
US7257470B2 (en) * | 2004-10-29 | 2007-08-14 | Rosemount Aerospace Inc. | Fault isolation method and apparatus in artificial intelligence based air data systems |
US20060212181A1 (en) * | 2005-03-16 | 2006-09-21 | Rosemount Aerospace Inc. | Method and apparatus for extending useful range of air data parameter calculation in flush air data systems |
US7213454B2 (en) * | 2005-04-06 | 2007-05-08 | Rosemount Aerospace Inc. | Method and apparatus for obtaining improved accuracy and range for air data parameters inferred from independent measurements of interdependent pressures |
US7377159B2 (en) | 2005-08-16 | 2008-05-27 | Honeywell International Inc. | Methods and system for determining angles of attack and sideslip using flow sensors |
US20070130096A1 (en) * | 2005-12-01 | 2007-06-07 | Rosemount Aerospace, Inc. | Fault detection in artificial intelligence based air data systems |
US8365591B2 (en) | 2010-11-15 | 2013-02-05 | Rosemount Aerospace Inc. | Static port apparatus |
US20130316984A1 (en) * | 2011-02-04 | 2013-11-28 | Basf Se | Composition containing a polyorganosiloxane, a larvicide, and an organic solvent |
US9068840B2 (en) * | 2012-11-14 | 2015-06-30 | Phillip M. Adams | Pitot tube velocimeter system |
US8949090B2 (en) * | 2013-01-28 | 2015-02-03 | The Boeing Company | Formation flight control |
US9821903B2 (en) | 2014-07-14 | 2017-11-21 | The Boeing Company | Closed loop control of aircraft control surfaces |
US10227139B2 (en) * | 2015-03-23 | 2019-03-12 | Rosemount Aerospace Inc. | Heated air data probes |
US11209330B2 (en) | 2015-03-23 | 2021-12-28 | Rosemount Aerospace Inc. | Corrosion resistant sleeve for an air data probe |
DE102015109416A1 (de) * | 2015-06-12 | 2016-12-15 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Messvorrichtung und Vorrichtung mit einer solchen Messvorrichtung |
US11414195B2 (en) | 2018-03-23 | 2022-08-16 | Rosemount Aerospace Inc. | Surface modified heater assembly |
US11002754B2 (en) | 2018-11-06 | 2021-05-11 | Rosemount Aerospace Inc. | Pitot probe with mandrel and pressure swaged outer shell |
US10884014B2 (en) | 2019-03-25 | 2021-01-05 | Rosemount Aerospace Inc. | Air data probe with fully-encapsulated heater |
US11428707B2 (en) | 2019-06-14 | 2022-08-30 | Rosemount Aerospace Inc. | Air data probe with weld sealed insert |
US11624637B1 (en) | 2021-10-01 | 2023-04-11 | Rosemount Aerospace Inc | Air data probe with integrated heater bore and features |
US11662235B2 (en) | 2021-10-01 | 2023-05-30 | Rosemount Aerospace Inc. | Air data probe with enhanced conduction integrated heater bore and features |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2237306A (en) * | 1939-09-09 | 1941-04-08 | Manley J Hood | Angle-of-attack indicator |
US2660056A (en) * | 1949-02-03 | 1953-11-24 | Honeywell Regulator Co | Angle of attack sensing device |
US2923152A (en) * | 1955-09-12 | 1960-02-02 | Douglas Aircraft Co Inc | 5-prong aerodynamic pickup |
US3094868A (en) * | 1960-09-27 | 1963-06-25 | Jr Niels Yde Andersen | Air data computer system |
US3318146A (en) * | 1966-02-14 | 1967-05-09 | Rosemount Eng Co Ltd | Pressure sensing instrument for aircraft |
US4378696A (en) * | 1981-02-23 | 1983-04-05 | Rosemount Inc. | Pressure sensor for determining airspeed altitude and angle of attack |
-
1983
- 1983-12-22 US US06/564,520 patent/US4615213A/en not_active Expired - Lifetime
-
1984
- 1984-12-03 BR BR8407237A patent/BR8407237A/pt not_active IP Right Cessation
- 1984-12-03 EP EP85900522A patent/EP0167585B1/en not_active Expired
- 1984-12-03 JP JP60500713A patent/JPH0623778B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1984-12-03 DE DE8585900522T patent/DE3478639D1/de not_active Expired
- 1984-12-03 WO PCT/US1984/001981 patent/WO1985002903A1/en active IP Right Grant
- 1984-12-07 CA CA000469626A patent/CA1225258A/en not_active Expired
- 1984-12-20 IT IT49338/84A patent/IT1178315B/it active
Also Published As
Publication number | Publication date |
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EP0167585B1 (en) | 1989-06-07 |
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DE3478639D1 (en) | 1989-07-13 |
EP0167585A4 (en) | 1986-05-12 |
BR8407237A (pt) | 1985-11-26 |
US4615213A (en) | 1986-10-07 |
CA1225258A (en) | 1987-08-11 |
IT1178315B (it) | 1987-09-09 |
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